KR102153064B1 - Turbine blade and gas turbine having the same - Google Patents

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KR102153064B1
KR102153064B1 KR1020180126285A KR20180126285A KR102153064B1 KR 102153064 B1 KR102153064 B1 KR 102153064B1 KR 1020180126285 A KR1020180126285 A KR 1020180126285A KR 20180126285 A KR20180126285 A KR 20180126285A KR 102153064 B1 KR102153064 B1 KR 102153064B1
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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부; 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함한다. 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 내부 캐비티로 유입된다.
본 발명의 실시예들에 따르면 냉각 공기에 의해 에어포일의 내부 중심보다 흡입면 및 압력면을 먼저 냉각하여 보다 균일하고 효율적으로 냉각할 수 있고, 흡입면 및 압력면을 효율적으로 냉각함으로써 에어포일 중앙부의 캐비티를 축소하여 원심력에 의한 응력에 대하여 구조 안정성을 향상시킬 수 있다.A turbine blade according to an embodiment of the present invention includes a root portion formed with an inlet through which a cooling fluid is introduced; An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And at least one outer cooling passage formed in each of the walls constituting the suction surface and the pressure surface. The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passage and then flows into the inner cavity.
According to embodiments of the present invention, the suction surface and the pressure surface can be cooled more uniformly and efficiently by cooling the suction surface and the pressure surface first than the inner center of the air foil by cooling air, and the central portion of the air foil is efficiently cooled by cooling the suction surface and the pressure surface Structural stability against stress caused by centrifugal force can be improved by reducing the cavity of

Description

터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈{TURBINE BLADE AND GAS TURBINE HAVING THE SAME}Turbine blade and gas turbine including the same TECHNICAL FIELD

본 발명은 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine blade and a gas turbine comprising the same.

터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소가스를 이용하는 가스터빈 등이 있다.A turbine is a mechanical device that obtains rotational force by impulsive or reaction force by using a flow of a compressible fluid such as steam or gas, and includes a steam turbine using steam and a gas turbine using high temperature combustion gas.

이 중, 가스터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다. Among them, the gas turbine is largely composed of a compressor, a combustor and a turbine. The compressor is provided with an air inlet for introducing air, and a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in a compressor casing.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.The combustor supplies fuel to the compressed air compressed by the compressor and ignites it with a burner, thereby generating high-temperature and high-pressure combustion gas.

터빈은 터빈 케이싱 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine casing. In addition, a rotor is disposed so as to pass through the center of the compressor, combustor, turbine and exhaust chamber.

로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings. Then, a plurality of disks are fixed to the rotor, each blade is connected, and a drive shaft such as a generator is connected to an end of the exhaust chamber side.

이러한 가스터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since these gas turbines do not have a reciprocating mechanism such as a piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricating oil is extremely small, and the amplitude, characteristic of a reciprocating machine, is greatly reduced, and high-speed motion is possible. There is an advantage.

가스터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성시키고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.Briefly explaining the operation of the gas turbine, the compressed air in the compressor is mixed with fuel and combusted to produce a high-temperature combustion gas, and the resulting combustion gas is injected into the turbine side. The injected combustion gas passes through the turbine vane and the turbine blade to generate a rotational force, thereby rotating the rotor.

대한민국 공개특허 제10-2010-0064754호 (명칭: 가스터빈의 냉각 블레이드)Republic of Korea Patent Publication No. 10-2010-0064754 (name: cooling blade of gas turbine)

본 발명의 일측면은 냉각 공기에 의해 에어포일의 내부 중심보다 흡입면 및 압력면을 먼저 냉각하여 보다 균일하고 효율적으로 냉각할 수 있는 터빈 블레이드 및 가스터빈을 제공하는 것이다.One aspect of the present invention is to provide a turbine blade and a gas turbine capable of cooling more uniformly and efficiently by cooling the suction surface and the pressure surface first than the inner center of the airfoil by cooling air.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부; 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함한다. 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 내부 캐비티로 유입되며, 상기 에어포일은 복수의 내부 캐비티를 포함하고, 리딩 엣지와 인접한 내부 캐비티와 상기 에어포일의 중심 영역에 배치된 내부 캐비티 사이에는 벽이 형성되고, 루트부와 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께는 팁과 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께보다 더 크게 형성된다. A turbine blade according to an embodiment of the present invention includes a root portion formed with an inlet through which a cooling fluid is introduced; An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And at least one outer cooling passage formed in each of the walls constituting the suction surface and the pressure surface. The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes along the outer cooling flow path and then flows into the inner cavity, and the airfoil includes a plurality of inner cavities, and the inner cavity adjacent to the leading edge and the central region of the airfoil A wall is formed between the disposed inner cavities, and the thickness of the wall in the region adjacent to the root portion is formed larger than the thickness of the wall in the region adjacent to the tip.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성될 수 있다. In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each of the outer cooling passages may be extended along the span direction of the airfoil.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 일단이 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며, 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 챔버에서 합류하여 내부 캐비티로 유입될 수 있다. In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage is connected to a chamber having one end formed at the upper end of the inner cavity, and the cooling fluid passes along each outer cooling passage and then joins in the chamber to It can enter the cavity.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, in each of the outer cooling passages, a plurality of passages may be arranged side by side.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed in a curved shape along a span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed in a zigzag in a span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 외측 냉각 유로는, 흡입면 또는 압력면을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀과 연통 될 수 있다. In the turbine blade according to an exemplary embodiment of the present invention, the outer cooling passage may communicate with a plurality of cooling holes formed through the suction surface or the pressure surface.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 유입구는, 각각 흡입면 측과 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기할 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, the inlet may branch into an outer cooling passage on the suction side and the pressure side, respectively.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은, 유입되는 공기를 압축하는 압축기; 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함한다. 터빈 블레이드는, 냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부; 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함하며, 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 내부 캐비티로 유입되며, 상기 에어포일은 복수의 내부 캐비티를 포함하고, 리딩 엣지와 인접한 내부 캐비티와 상기 에어포일의 중심 영역에 배치된 내부 캐비티 사이에는 벽이 형성되고, 루트부와 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께는 팁과 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께보다 더 크게 형성된다. A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a compressor for compressing incoming air; A combustor for mixing and combusting compressed air and fuel from a compressor; And a turbine having a turbine vane for generating power from the combustion gas from the combustor and guiding the combustion gas on a combustion gas path through which the combustion gas passes, and a turbine blade rotating by the combustion gas on the combustion gas path. The turbine blade includes: a root portion having an inlet through which a cooling fluid is introduced; An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And at least one outer cooling passage formed in the wall forming the suction surface and the pressure surface, respectively, wherein the cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes along the outer cooling passage and then flows into the inner cavity, and the The airfoil includes a plurality of inner cavities, a wall is formed between the inner cavity adjacent to the leading edge and the inner cavity disposed in the central region of the airfoil, and the thickness of the wall in the region adjacent to the root portion is It is formed larger than the thickness of the wall in the adjacent area.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, each of the outer cooling passages may extend along the span direction of the airfoil.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 일단이 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며, 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 챔버에서 합류하여 내부 캐비티로 유입될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage is connected to a chamber having one end formed at the upper end of the inner cavity, and the cooling fluid passes along each outer cooling passage and then joins in the chamber to It can enter the cavity.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, in each of the outer cooling passages, a plurality of passages may be arranged side by side.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed in a curved shape along a span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed in a zigzag in the span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 유입구는, 각각 흡입면 측과 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기할 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the inlet may branch into an outer cooling passage on the suction side and the pressure side, respectively.

본 발명의 실시예들에 따르면 냉각 공기에 의해 에어포일의 내부 중심보다 흡입면 및 압력면을 먼저 냉각하여 보다 균일하고 효율적으로 냉각할 수 있다.According to embodiments of the present invention, the suction surface and the pressure surface are first cooled by cooling air rather than the inner center of the air foil, so that the cooling air can be cooled more uniformly and efficiently.

흡입면 및 압력면을 효율적으로 냉각함으로써 에어포일 중앙부의 캐비티를 축소하여 원심력에 의한 응력에 대하여 구조 안정성을 향상시킬 수 있다.By efficiently cooling the suction surface and the pressure surface, the cavity in the center of the airfoil can be reduced, thereby improving structural stability against stress caused by centrifugal force.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 단면을 개념적으로 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 4는 도 2의 IV-IV를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 5는 도 2의 V-V를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 6는 도 2의 VI-VI를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 7은 도 2의 VII-VII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 8은 도 2의 VIII-VIII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 9a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로를 개략적으로 나타내는 개념도이다.
도 9b는 도 9a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.
도 10a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이다.
도 10b는 도 10a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.
도 11a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이다.
도 11b는 도 11a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.1 is a view showing the interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a view conceptually showing a cross section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is a perspective view of a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
4 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section taken along IV-IV of FIG. 2.
5 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section taken along VV of FIG. 2.
6 is a perspective view of the turbine blade showing a cross section taken along VI-VI of FIG. 2.
7 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section taken along VII-VII of FIG. 2.
8 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section taken along line VIII-VIII of FIG. 2.
9A is a conceptual diagram schematically showing an outer cooling passage of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
9B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 9A.
10A is a conceptual diagram schematically showing a modified example of an outer cooling passage of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
10B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 10A.
11A is a conceptual diagram schematically showing a modified example of an outer cooling passage of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
11B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 11A.

이하에서는 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관하여 구체적으로 설명한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. Hereinafter, a turbine blade according to the present invention and a gas turbine including the same will be described in detail with reference to the drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below, but will be implemented in a variety of different forms, only the present embodiments make the disclosure of the present invention complete, and the scope of the invention to those of ordinary skill in the art It is provided to inform you.

또한, 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함”한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서 전체에서, “~상에”라 함은 대상 부분의 위 또는 아래에 위치함을 의미하는 것이며, 반드시 중력 방향을 기준으로 상 측에 위치하는 것을 의미하는 것은 아니다. In addition, throughout the specification, when a certain part "includes" a certain component, it means that other components may be further included rather than excluding other components unless otherwise stated. In addition, throughout the specification, the term “on” means that it is positioned above or below the target portion, and does not necessarily mean that it is positioned above or below the direction of gravity.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이 때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In this case, it should be noted that in the accompanying drawings, the same components are indicated by the same reference numerals as possible. In addition, detailed descriptions of known functions and configurations that may obscure the subject matter of the present invention will be omitted. For the same reason, some components in the accompanying drawings are exaggerated, omitted, or schematically illustrated.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이며, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 단면을 개념적으로 나타내는 도면이다.1 is a view showing the interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a view conceptually showing a cross-section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention according to an embodiment of the present invention.

도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1)은 압축기(10), 연소기(20), 터빈(30)을 포함한다. 압축기(10)는 유입되는 공기를 고압으로 압축하는 역할을 하며, 압축된 공기를 연소기 측으로 전달한다. 압축기(10)는 방사상으로 설치된 다수의 압축기 블레이드를 구비하며, 터빈(30)의 회전으로부터 생성된 동력의 일부를 전달받아 압축기 블레이드가 회전하며, 블레이드의 회전에 의해 공기가 압축되면서 연소기(20) 측으로 이동한다. 블레이드의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. As shown in FIGS. 1 and 2, the gas turbine 1 according to an embodiment of the present invention includes a compressor 10, a combustor 20, and a turbine 30. The compressor 10 serves to compress the incoming air to a high pressure, and delivers the compressed air to the combustor. Compressor 10 has a plurality of compressor blades installed radially, the compressor blade rotates by receiving part of the power generated from the rotation of the turbine 30, and the combustor 20 as air is compressed by the rotation of the blade. Move to the side. Blade size and installation angle may vary depending on the installation location.

압축기(10)에서 압축된 공기는 연소기(20)로 이동하여 환형으로 배치된 복수의 연소 챔버와 연료 노즐 모듈(22)을 통해 연료와 혼합하여 연소된다. 연소로 인해 발생된 고온의 연소 가스는 터빈(30)으로 배출되며, 연소 가스에 의해 터빈이 회전하게 된다.The air compressed by the compressor 10 moves to the combustor 20 and is combusted by mixing with fuel through a plurality of combustion chambers and fuel nozzle modules 22 arranged in an annular shape. The high-temperature combustion gas generated by combustion is discharged to the turbine 30, and the turbine rotates by the combustion gas.

터빈(30)은 터빈 로터 디스크(300)를 축방향으로 결합하는 센터 타이로드(400)를 통해 다단으로 배열된다. 터빈 로터 디스크(300)는 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(100)를 포함한다. 터빈 블레이드(100)는 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(300)에 결합될 수 있다. 아울러, 터빈 블레이드(100)의 사이에도 하우징에 고정되는 터빈 베인(200)이 구비되어, 터빈 블레이드(200)를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The turbine 30 is arranged in multiple stages through a center tie rod 400 that couples the turbine rotor disk 300 in the axial direction. The turbine rotor disk 300 includes a plurality of turbine blades 100 disposed radially. The turbine blade 100 may be coupled to the turbine rotor disk 300 in a manner such as a dovetail. In addition, a turbine vane 200 fixed to the housing is also provided between the turbine blades 100 to guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 200.

도 2에 도시된 바와 같이, 터빈(30)은 터빈 베인(200)과 터빈 블레이드(100)가 가스 터빈(1)의 축 방향을 따라 n개씩 교대로 배열될 수 있다. 고온의 연소가스는 축 방향을 따라 터빈 베인(200) 및 터빈 블레이드(100)를 통과하고 터빈 블레이드(100)를 회전시킨다.As shown in FIG. 2, in the turbine 30, the turbine vanes 200 and the turbine blades 100 may be alternately arranged by n along the axial direction of the gas turbine 1. The high-temperature combustion gas passes through the turbine vane 200 and the turbine blade 100 along the axial direction and rotates the turbine blade 100.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 사시도이며, 도 4는 도 2의 IV-IV를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 5는 도 2의 V-V를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 6는 도 2의 VI-VI를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 7은 도 2의 VII-VII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 8은 도 2의 VIII-VIII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.3 is a perspective view of a turbine blade according to an embodiment of the present invention, FIG. 4 is a perspective view of the turbine blade showing a cross section taken along IV-IV of FIG. 2, and FIG. 5 is a perspective view taken along VV of FIG. It is a perspective view of the turbine blade showing a cross section, FIG. 6 is a perspective view of the turbine blade showing a cross section taken along VI-VI of FIG. 2, and FIG. 7 is a perspective view of the turbine blade showing a cross section taken along VII-VII of FIG. It is a perspective view, and FIG. 8 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section taken along line VIII-VIII of FIG. 2.

도 3 내지 도 8을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드(100)는 루트부(110), 에어포일(120) 및 외측 냉각 유로(130, 132)를 포함한다.3 to 8, the turbine blade 100 according to an embodiment of the present invention includes a root portion 110, an airfoil 120, and outer cooling passages 130 and 132.

터빈 블레이드(100)는 터빈 로터 디스크(300)에 장착되어 고압의 연소가스에 의해 터빈이 회전 작동되도록 하는 것으로서, 하부측으로는 터빈 로터 디스크(300)에 결합되는 루트부(110)가 형성되고, 루트부(110)의 상부측으로는 공기 압력에 의해 회전되는 에어포일(120)을 일체로 결합하여 에어포일(120)의 전후면의 압력차에 의해 터빈이 회전 작동되도록 한다.The turbine blade 100 is mounted on the turbine rotor disk 300 to rotate the turbine by high-pressure combustion gas, and a root portion 110 coupled to the turbine rotor disk 300 is formed at the lower side, The air foil 120 rotated by air pressure is integrally coupled to the upper side of the root portion 110 so that the turbine is rotated by a pressure difference between the front and rear surfaces of the air foil 120.

루트부(110)의 외측면에는 외측방으로 돌출된 생크 및 플랫폼이 형성되도록 하여 견고한 고정이 이루어지도록 한다. 루트부(110)에는 에어포일(120)로 냉각 유체가 유입되는 유입구(1110)가 형성되어 있다.A shank and a platform protruding outward are formed on the outer surface of the root portion 110 so as to be securely fixed. An inlet 1110 through which cooling fluid flows into the airfoil 120 is formed in the root part 110.

에어포일(120)은 연소 가스가 유입되는 전면으로는 외측방으로 볼록한 곡면을 이루며 돌출된 흡입면(122)이 형성되도록 하고, 후면으로는 흡입면(suction side, 122) 측으로 오목하게 함몰된 곡면을 이루는 압력면(pressure side, 124)이 형성되도록 하여 에어포일(120) 전후의 압력차가 극대화되면서 원활한 공기의 흐름이 이루어지도록 한다.The airfoil 120 forms a convex curved surface toward the outer side and a protruding suction surface 122 at the front through which the combustion gas is introduced, and a curved surface concave toward the suction side 122 at the rear side. A pressure side 124 is formed to maximize the pressure difference before and after the airfoil 120 so that a smooth air flow is achieved.

에어포일(120)은 압력면(124)과 흡입면(122)이 접하는 양단부인 리딩 에지(121, leading edge)와 트레일링 에지(123, trailing edge)를 포함하며, 리딩 에지(121)는 에어포일(120)에서 유동하는 유체를 맞이하는 앞 부분의 끝단을 의미하며, 트레일링 에지(123)는 에어포일(120)의 뒷 부분의 끝단을 의미한다. 또한 루트부에서 에어포일 팁(tip)을 향하는 방향을 스팬(span) 방향이라 칭한다.The air foil 120 includes a leading edge 121 and a trailing edge 123, which are both ends of the pressure surface 124 and the suction surface 122 in contact, and the leading edge 121 is air It means the end of the front part that meets the fluid flowing in the foil 120, and the trailing edge 123 means the end of the rear part of the airfoil 120. In addition, a direction from the root portion toward the airfoil tip is referred to as a span direction.

에어포일(120)은 내부에 내부 캐비티(1210, 1212, 1214)를 포함한다. 내부 캐비티는 스팬 방향을 따라 복수개로 분할되어 형성될 수 있다. 본 실시예에서는 3개로 분할되어 있으나 이에 한정되는 것은 아니며, 내부 캐비티 중 에어포일 중심 영역에 배치된 내부 캐비티(1210)을 중심으로 설명한다.The airfoil 120 includes internal cavities 1210, 1212, and 1214 therein. The inner cavity may be formed by being divided into a plurality of inner cavities along the span direction. In the present embodiment, it is divided into three, but the present invention is not limited thereto, and the internal cavity 1210 disposed in the center area of the airfoil among the internal cavities will be described.

내부 캐비티(1210)는 에어포일(120)의 내측으로 연소 가스보다 낮은 온도의 냉각 유체를 주입시켜 냉각 유체가 에어포일(120) 내측면과 열교환하면서 블레이드의 전체적인 온도가 하강되도록 한다. 냉각 유체는 유입구(1110)를 통해 내부 캐비티(1210)로 유입되는데, 본 실시예에서는 후술할 외측 냉각 유로(130, 132)를 거친후 내부 캐비티(1210)로 유입된다. The inner cavity 1210 injects a cooling fluid having a temperature lower than that of the combustion gas into the airfoil 120 so that the cooling fluid exchanges heat with the inner surface of the airfoil 120 to lower the overall temperature of the blade. The cooling fluid flows into the inner cavity 1210 through the inlet 1110. In this embodiment, after passing through the outer cooling passages 130 and 132 to be described later, it is introduced into the inner cavity 1210.

외측 냉각 유로(130, 132)는 흡입면(122) 및 압력면(124)을 이루는 벽 내부에 각각 적어도 하나 이상 형성된다. 루트부(10)의 유입구(1110)를 통해 유입된 냉각공기가 외측 냉각 유로(130)를 따라 통과한 후 내부 캐비티(1210)로 유입될 수 있다. At least one outer cooling passage 130 and 132 is formed in each of the walls forming the suction surface 122 and the pressure surface 124. The cooling air introduced through the inlet 1110 of the root portion 10 may pass through the outer cooling passage 130 and then flow into the inner cavity 1210.

외측 냉각 유로는 각각 흡입면측 냉각 유로(130)와 압력면측 냉각 유로(132)로 형성되는데, 유입구(1110)는 각각 흡입면측 냉각 유로(130)과 압력면측 냉각 유로(132)로 분기하도록 형성될 수 있다. The outer cooling passages are formed of a suction side cooling passage 130 and a pressure side cooling passage 132, respectively, and the inlet 1110 is formed to branch into the suction side cooling passage 130 and the pressure side cooling passage 132, respectively. I can.

도 9a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로를 개략적으로 나타내는 개념도이고, 도 9b는 도 9a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다. 도 10a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이고, 도 10b는 도 10a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다. 또한 도 11a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이고, 도 11b는 도 11a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.9A is a conceptual diagram schematically showing an outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 9B is a cross-sectional view taken along the cut line of FIG. 9A. 10A is a conceptual diagram schematically showing a modified example of an outer cooling passage of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 10B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 10A. In addition, FIG. 11A is a conceptual diagram schematically showing a modified example of an outer cooling passage of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 11B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 11A.

각 외측 냉각 유로(130, 132)는 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성될 수 있다. 각 외측 냉각 유로(130, 132)는 도 9a 및 도 9b에 도시된 바와 같이, 복수개의 유로가 나란하게 배열되는 형태로 형성될 수 있다. 또는 도 10a 및 도 10b에 도시된 바와 같이, 복수개의 유로가 직선이 아닌 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성되거나, 도 11a 및 도 11b에 도시된 바와 같이, 스팬 방향으로 지그재그로 형성되는 사행(蛇行) 유로, 즉 유로가 에어포일(120)의 팁과 루트방향을 복수회 왕복하는 형태로 형성될 수 있다. 이와 같이 유로가 형성되면 냉각 유체가 외측 냉각 유로(130, 132)에 체류하는 시간이 길어지면서 좀 더 효율적으로 에어포일을 냉각할 수 있다. Each of the outer cooling passages 130 and 132 may extend along the span direction of the airfoil. Each of the outer cooling passages 130 and 132 may be formed in a form in which a plurality of passages are arranged side by side, as shown in FIGS. 9A and 9B. Or, as shown in FIGS. 10A and 10B, a plurality of flow paths are formed in a curved shape along the span direction rather than a straight line, or as shown in FIGS. 11A and 11B, a meandering pattern formed in a zigzag in the span direction (蛇行) The flow path, that is, the flow path may be formed in the form of reciprocating the tip and the root direction of the airfoil 120 a plurality of times. When the flow path is formed in this way, the time for the cooling fluid to stay in the outer cooling flow paths 130 and 132 increases, and the airfoil can be cooled more efficiently.

각 외측 냉각 유로(130, 132)는, 일단이 내부 캐비티(1210)의 상단에 형성되는 챔버(1216)와 연결되며, 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로(130, 132)를 따라 통과한 후 챔버(1216)에서 합류하여 내부 캐비티(1210)로 유입될 수 있다. Each of the outer cooling passages 130 and 132 is connected to a chamber 1216 having one end formed at the upper end of the inner cavity 1210, and the cooling fluid passes through each of the outer cooling passages 130 and 132 and then the chamber ( It may merge at 1216 and flow into the inner cavity 1210.

이하에서는, 도면을 참조하면서 본 실시예에서 냉각 유체의 흐름에 대해 설명한다. Hereinafter, the flow of the cooling fluid in this embodiment will be described with reference to the drawings.

터빈 로터 디스크(400)를 통해 압축기(10)에서 터빈(30)으로 유입되는 냉각 유체는 루트부(10)의 하단부에 형성된 유입구(1110)를 통해 각 외측 냉각 유로(130, 132)로 유입된다. The cooling fluid flowing from the compressor 10 to the turbine 30 through the turbine rotor disk 400 flows into each of the outer cooling channels 130 and 132 through the inlet 1110 formed at the lower end of the root part 10. .

흡입면측 냉각 유로(130)와 압력면측 냉각 유로(132)로 유입된 냉각 유체는 유로를 따라 흐르면서 에어포일(120)를 냉각한다. 각 외측 냉각 유로(130, 132)는 흡입면(122) 또는 압력면(124)을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀(140)과 연통될 수 있다. 각 외측 냉각 유로(130, 132)를 흘러가는 냉각 유체가 냉각홀(140)을 통해 분사되면서, 에어포일 외면에 에어 커튼과 같이 이동하면서 이른바 필름 냉각(film cooling) 방식으로 에어포일(120) 외면을 냉각할 수 있다. 냉각 유체가 에어포일(120) 내부에서 열교환하기 전에, 고온 고압의 연소 가스와 직접 충돌하는 에어포일(120)의 외면을 먼저 냉각함으로써 냉각 효율을 높일 수 있다. The cooling fluid introduced into the suction side cooling passage 130 and the pressure side cooling passage 132 cools the airfoil 120 while flowing along the passage. Each of the outer cooling passages 130 and 132 may communicate with a plurality of cooling holes 140 formed through the suction surface 122 or the pressure surface 124. As the cooling fluid flowing through each of the outer cooling channels 130 and 132 is sprayed through the cooling hole 140, the outer surface of the airfoil 120 moves like an air curtain on the outer surface of the airfoil, using a so-called film cooling method. Can cool. Before the cooling fluid exchanges heat inside the airfoil 120, cooling efficiency may be improved by first cooling the outer surface of the airfoil 120 directly colliding with the high-temperature and high-pressure combustion gas.

흡입면측 냉각 유로(130)와 압력면측 냉각 유로(132)를 거친 냉각 유체는 내부 캐비티(1210)의 상단에 형성된 챔버(1216)에서 합류하여 내부 캐비티(1210)로 유입된다(도 9b, 도 10b 및 도 11b 참조). 냉각 유체의 일부는 챔버(1216)에 형성되어 터빈 블레이드 팁에 형성된 냉각홀(미도시)를 통해 블레이드 팁을 냉각할 수 있다.The cooling fluid that has passed through the suction side cooling passage 130 and the pressure side cooling passage 132 merges in the chamber 1216 formed at the upper end of the inner cavity 1210 and flows into the inner cavity 1210 (FIGS. 9B and 10B ). And Fig. 11B). Part of the cooling fluid may be formed in the chamber 1216 to cool the blade tip through a cooling hole (not shown) formed in the turbine blade tip.

냉각 유체는 외측 냉각 유로(130, 132), 내부 캐비티(1210)를 흘러가면서 내벽들과 열교환하여, 터빈 블레이드(100)의 온도를 떨어뜨린다. 트레일링 에지에 다수의 배출구가 형성되도록 하여 냉각 유체가 루트부(110) 및 에어포일(120)의 내부 캐비티(1210)를 통과하면서 터빈 블레이드(100)를 냉각시킨 후 배출구를 통해 배출되도록 한다.The cooling fluid flows through the outer cooling passages 130 and 132 and the inner cavity 1210 and exchanges heat with the inner walls, thereby lowering the temperature of the turbine blade 100. A plurality of outlets are formed at the trailing edge so that the cooling fluid cools the turbine blade 100 while passing through the inner cavity 1210 of the root portion 110 and the airfoil 120 and then discharged through the outlet.

본 실시예 및 본 명세서에 첨부된 도면은 본 발명에 포함되는 기술적 사상의 일부를 명확하게 나타내고 있는 것에 불과하며, 본 발명의 명세서 및 도면에 포함된 기술적 사상의 범위 내에서 당업자가 용이하게 유추할 수 있는 다양한 변형 예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 권리범위에 포함되는 것이 자명하다고 할 것이다. The present embodiment and the accompanying drawings are merely illustrative of some of the technical ideas included in the present invention, and those skilled in the art can easily infer within the scope of the technical ideas included in the specification and drawings of the present invention. It will be apparent that all of the possible various modifications and specific embodiments are included in the scope of the present invention.

1 : 가스 터빈 10 : 압축기
20 : 연소기 30 : 터빈
100 : 터빈 블레이드
110 : 루트부 120 : 에어포일
122 : 흡입면 124 : 압력면
130 : 흡입면 냉각 유로
132 : 압력면 냉각 유로
200 : 터빈 베인 300 : 터빈 로터 디스크
400 : 센터 타이로드 1110 : 유입구1: gas turbine 10: compressor
20 combustor 30 turbine
100: turbine blade
110: root part 120: airfoil
122: suction side 124: pressure side
130: suction side cooling passage
132: pressure side cooling flow path
200: turbine vane 300: turbine rotor disk
400: center tie rod 1110: inlet

Claims (15)

냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부;
상기 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및
상기 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함하며,
상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 상기 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 내부 캐비티로 유입되며,
상기 에어포일은 복수의 내부 캐비티를 포함하고,
리딩 엣지와 인접한 내부 캐비티와 상기 에어포일의 중심 영역에 배치된 내부 캐비티 사이에는 벽이 형성되고,
루트부와 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께는 팁과 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께보다 더 크게 형성된 터빈 블레이드.A root portion having an inlet through which the cooling fluid is introduced;
An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And
Including; at least one or more outer cooling passages respectively formed in the wall constituting the suction surface and the pressure surface,
The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passage and then flows into the inner cavity,
The airfoil includes a plurality of inner cavities,
A wall is formed between the inner cavity adjacent to the leading edge and the inner cavity disposed in the central region of the airfoil,
The thickness of the wall in the area adjacent to the root portion is greater than the thickness of the wall in the area adjacent to the tip. 제1항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성되는 터빈 블레이드.The method of claim 1,
Each of the outer cooling passages is a turbine blade extending along the span direction of the airfoil. 제2항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 일단이 상기 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며,
상기 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 챔버에서 합류하여 상기 내부 캐비티로 유입되는 터빈 블레이드. The method of claim 2,
Each of the outer cooling passages is connected to a chamber having one end formed at an upper end of the inner cavity,
The cooling fluid passes through each of the outer cooling passages and then merges in the chamber and flows into the inner cavity. 제2항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열되는 터빈 블레이드.The method of claim 2,
Each of the outer cooling passages is a turbine blade in which a plurality of passages are arranged side by side. 제3항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성되는 터빈 블레이드.The method of claim 3,
Each of the outer cooling passages is a turbine blade formed in a curved shape along the span direction. 제2항에 있어서,
상기 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성되는 터빈 블레이드.The method of claim 2,
Each of the outer cooling passages is a turbine blade formed in a zigzag in a span direction. 냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부;
상기 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및
상기 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 복수의 외측 냉각 유로;를 포함하며,
상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 상기 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 내부 캐비티로 유입되며,
상기 외측 냉각 유로는, 상기 흡입면 또는 압력면을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀과 연통되어, 상기 외측 냉각 유로를 흘러가는 냉각 유체가 상기 냉각홀을 통해서 상기 흡입면 또는 상기 압력면으로 분사되며,
상기 외측 냉각 유로는 상기 에어포일의 높이 방향으로 이어져 형성되고, 상기 외측 냉각 유로로 유입된 상기 냉각 유체 중 일부는 상기 외측 냉각 유로를 따라 이동하다가 상기 냉각홀을 통해서 배출되고, 나머지 상기 냉각 유체만 상기 내부 캐비티의 상단에 형성되며 상기 외측 냉각 유로들과 연결된 챔버에서 합류하여 상기 내부 캐비티로 공급되어, 상기 냉각 유체는 상기 에어 포일의 외면을 먼저 냉각 한 후에 상기 내부 캐비티의 내측을 냉각하는 터빈 블레이드.A root portion having an inlet through which the cooling fluid is introduced;
An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And
Includes; a plurality of outer cooling passages respectively formed in the wall constituting the suction surface and the pressure surface,
The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passage and then flows into the inner cavity,
The outer cooling passage is in communication with a plurality of cooling holes formed through the suction surface or the pressure surface, and the cooling fluid flowing through the outer cooling passage is injected to the suction surface or the pressure surface through the cooling hole. ,
The outer cooling passage is formed to be connected in the height direction of the airfoil, and some of the cooling fluid introduced into the outer cooling passage is discharged through the cooling hole while moving along the outer cooling passage, and only the remaining cooling fluid Turbine blade formed at the upper end of the inner cavity and joined by a chamber connected to the outer cooling passages and supplied to the inner cavity, the cooling fluid cooling the outer surface of the air foil first and then cooling the inner cavity of the inner cavity . 제1항에 있어서,
상기 유입구는, 각각 상기 흡입면 측과 상기 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기하는 터빈 블레이드.The method of claim 1,
The inlet is a turbine blade branching into an outer cooling passage on the side of the suction surface and the side of the pressure surface, respectively. 유입되는 공기를 압축하는 압축기;
상기 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 상기 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 상기 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함하고,
상기 터빈 블레이드는,
냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부;
상기 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및
상기 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함하며,
상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 상기 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 내부 캐비티로 유입되며,
상기 에어포일은 복수의 내부 캐비티를 포함하고,
리딩 엣지와 인접한 내부 캐비티와 상기 에어포일의 중심 영역에 배치된 내부 캐비티 사이에는 벽이 형성되고,
루트부와 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께는 팁과 인접한 영역에서의 상기 벽의 두께보다 더 크게 형성된 가스 터빈.A compressor that compresses incoming air;
A combustor for mixing and combusting compressed air and fuel from the compressor; And
A turbine comprising a turbine vane for generating power from the gas burned from the combustor and guiding the combustion gas on a combustion gas path through which the combustion gas passes, and a turbine blade rotating by the combustion gas on the combustion gas path; Including,
The turbine blade,
A root portion having an inlet through which the cooling fluid is introduced;
An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And
Including; at least one or more outer cooling passages respectively formed in the wall constituting the suction surface and the pressure surface,
The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passage and then flows into the inner cavity,
The airfoil includes a plurality of inner cavities,
A wall is formed between the inner cavity adjacent to the leading edge and the inner cavity disposed in the central region of the airfoil,
The gas turbine having a thickness of the wall in the region adjacent to the root portion is greater than the thickness of the wall in the region adjacent to the tip. 제9항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성되는 가스 터빈.The method of claim 9,
Each of the outer cooling passages is a gas turbine extending along the span direction of the airfoil. 제10항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 일단이 상기 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며,
상기 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 챔버에서 합류하여 상기 내부 캐비티로 유입되는 가스 터빈.The method of claim 10,
Each of the outer cooling passages is connected to a chamber having one end formed at an upper end of the inner cavity,
The cooling fluid passes through each of the outer cooling passages and then merges in the chamber and flows into the inner cavity. 유입되는 공기를 압축하는 압축기;
상기 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 상기 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 상기 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함하고,
상기 터빈 블레이드는,
냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부;
상기 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및
상기 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 복수의 외측 냉각 유로;를 포함하며,
상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 상기 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 내부 캐비티로 유입되며,
상기 외측 냉각 유로는, 상기 흡입면 또는 압력면을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀과 연통되어, 상기 외측 냉각 유로를 흘러가는 냉각 유체가 냉각홀을 통해서 상기 흡입면 또는 상기 압력면으로 분사되며,
상기 외측 냉각 유로는 상기 에어포일의 높이 방향으로 이어져 형성되고, 상기 외측 냉각 유로로 유입된 상기 냉각 유체 중 일부는 상기 외측 냉각 유로를 따라 이동하다가 상기 냉각홀을 통해서 배출되고, 나머지 상기 냉각 유체만 상기 내부 캐비티의 상단에 형성되며 상기 외측 냉각 유로들과 연결된 챔버에서 합류하여 상기 내부 캐비티로 공급되어, 상기 냉각 유체는 상기 에어 포일의 외면을 먼저 냉각 한 후에 상기 내부 캐비티의 내측을 냉각하는 가스 터빈.A compressor that compresses incoming air;
A combustor for mixing and combusting compressed air and fuel from the compressor; And
A turbine having a turbine vane for generating power from the gas burned from the combustor and guiding the combustion gas on a combustion gas path through which the combustion gas passes, and a turbine blade rotating by the combustion gas on the combustion gas path; Including,
The turbine blade,
A root portion having an inlet through which the cooling fluid is introduced;
An airfoil disposed above the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an inner cavity; And
Includes; a plurality of outer cooling passages respectively formed in the wall constituting the suction surface and the pressure surface,
The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passage and then flows into the inner cavity,
The outer cooling passage is in communication with a plurality of cooling holes formed through the suction surface or the pressure surface, and the cooling fluid flowing through the outer cooling passage is sprayed to the suction surface or the pressure surface through the cooling hole,
The outer cooling passage is formed to be connected in the height direction of the airfoil, and some of the cooling fluid introduced into the outer cooling passage is discharged through the cooling hole while moving along the outer cooling passage, and only the remaining cooling fluid A gas turbine that is formed at the upper end of the inner cavity and is supplied to the inner cavity by joining in a chamber connected to the outer cooling passages, and the cooling fluid first cools the outer surface of the air foil and then cools the inner cavity . 제11항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성되는 가스 터빈.The method of claim 11,
Each of the outer cooling passages is a gas turbine formed in a curved shape along the span direction. 제10항에 있어서,
상기 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성되는 가스 터빈.The method of claim 10,
Each of the outer cooling passages is a gas turbine formed in a zigzag in a span direction. 제9항에 있어서,
상기 유입구는, 각각 상기 흡입면 측과 상기 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기하는 가스 터빈.The method of claim 9,
The inlet ports are gas turbines branching into outer cooling passages on the suction surface side and the pressure surface side, respectively.
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